Если горизонтальное оперение расположено впереди центра тяжести, т. е. самолет спроектирован по схеме «утка», то согласно при­нятому нами правилу знаков в выражении следует брать знак так как в этом случае при положительной подъемной силе оперения момент оперения будет вращать самолет по часовой стрелке. Если гори­зонтальное оперение расположено позади центра тяжести самолета, то в выражении следует брать знак «—», так как в этом случае момент оперения будет вращать самолет против часовой стрелки. Из приведенных данных видно, что, во-первых, для самолета обычной схемы влияние подъемной силы горизонтального оперения на подъемную силу самолета невелико, так что пренебрежение подъемной силой горизон­тального оперения при аэродинамическом расчете самолетов обычной схемы (см. часть первую книги) вполне оправдано. Во-вторых, что в схеме «утка» влияние подъемной силы горизонталь­ного оперения заметно больше, чем в обычной схеме, так что в случае необходимости проведения точного аэродинамического расчета самолета «утка» подъемной силой оперения пренебрегать уже нельзя. Подъемная сила оперения на самолете типа «утка», как видно из при­веденных данных, всегда положительна: в этой схеме самолета горизон­тальное оперение, помимо своих прямых функций — обеспечения устой­чивости и управляемости,— создает полезную подъемную силу. Это является одним из преимуществ схемы «утка». При дальнейшем изложении в основном будем иметь в виду самолет обычной схемы и лишь иногда будем обращаться к схеме «утка». Под плечом горизонтального оперения, строго говоря, следовало бы понимать расстояние от центра тяжести самолета до центра давления горизонтального оперения. Так как при изменении сУКо, например, при отклонении руля высоты, центр давления оперения перемещается по хорде оперения, то плечо, строго говоря, является величиной переменной. Однако без большой погрешности можно принят. В самом деле, у современных самолетов площадь горизонтального оперения составляет 20—25% площади крыльев, а расстояние от центра тяжести самолета до центра давления оперения в 2,5—3 раза (в среднем — в 2,75 раза) больше средней аэродинамической хорды крыла. Если допустить, что перемещение центра давления оперения относительно линии шарниров руля высоты в пределах летных углов атаки составляет 20% хорды оперения, то вели­чина будет изменяться в пределах.